DE69204293T2 - GAS TURBINE GONDOLA. - Google Patents

GAS TURBINE GONDOLA.

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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Gondelanlage für ein Gasturbinentriebwerk.The invention relates to a nacelle system for a gas turbine engine.

Der herkömmliche und übliche Weg der Montage eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug besteht darin, das Triebwerk über einem Pylon aufzuhängen, der seinerseits an der Unterseite des Flugzeugtragflügels montiert ist. Aus Gründen des aerodynamischen Wirkungsgrades ist das Triebwerk in einer Gondel eingeschlossen; an den Enden der Gondel sind große Öffnungen vorgesehen, die dem Triebwerkslufteinlaß und der Abgasdüse zugeordnet sind.The traditional and common way of mounting a gas turbine engine on an aircraft is to suspend the engine from a pylon which is itself mounted on the underside of the aircraft wing. For aerodynamic efficiency reasons, the engine is enclosed in a nacelle; at the ends of the nacelle there are large openings associated with the engine air intake and the exhaust nozzle.

Im typischen Falle wird das Triebwerk am Pylon festgelegt, und die Gondel wird entweder vom Triebwerk getragen oder direkt von dem Pylon. In jedem Fall sind Lufteinlaß der Gondel und Schubdüsenabschnitt direkt am Triebwerk festgelegt. Dies führt zu Belastungen, die auf das Triebwerksgehäuse übertragen werden, und zwar zusätzlich zu jenen, die von der normalen Triebwerksarbeitsweise herrühren. Infolgedessen mußten die Triebwerksgehäuse widerstandsfähiger und daher schwerer ausgebildet werden als dies sonst der Fall sein müßte.Typically, the engine is fixed to the pylon, and the nacelle is either supported by the engine or directly by the pylon. In either case, the nacelle air intake and thrust nozzle section are fixed directly to the engine. This results in loads being transferred to the engine casing in addition to those resulting from normal engine operation. As a result, the engine casings had to be made stronger and therefore heavier than would otherwise be the case.

In der GB-2 046 193A, auf der der Oberbegriff des Anspruchs 1 basiert, ist eine Gasturbinentriebwerksanlage beschrieben, bei der die Gondel, und nicht das Triebwerk, das in der Gondel angeordnet ist, das Triebwerkslufteinlaßsystem und das Abgassystem trägt. Die Gondel ist in einen oberen und einen unteren Teil unterteilt, und beide bilden den Träger für das Triebwerk. Der untere Gondelteil ist vom oberen Gondelteil abschwenkbar, um das Triebwerk zugänglich zu machen. Um dies zu erreichen, mußten jedoch die Verbindungen zwischen dem unteren Verkleidungsteil und dem Triebwerk gelöst werden. Dies verlängert und kompliziert den Prozeß, mit dem das Triebwerk zugänglich gemacht und demontiert wird. Außerdem behindern die Verbindungen zwischen dem Triebwerk und der Gondel, und zwar insbesondere jene am rückwärtigen Ende des Triebwerks, die Luftströmung, wenn das Gasturbinentriebwerk ein Fantriebwerk mit Fangehäuse ist.GB-2 046 193A, on which the preamble of claim 1 is based, describes a gas turbine engine plant in which the nacelle, and not the engine which is arranged in the nacelle, carries the engine air intake system and the exhaust system. The nacelle is divided into an upper and a lower part, and both form the support for the engine. The lower nacelle part can be swung away from the upper nacelle part in order to make the engine accessible. In order to achieve this, however, the connections between the lower cowling part and the This lengthens and complicates the process of accessing and dismantling the engine. In addition, the connections between the engine and the nacelle, particularly those at the rear of the engine, impede airflow when the gas turbine engine is a fan-cased type.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, einen verbesserten Gondelaufbau für ein Gasturbinentriebwerk zu schaffen.The invention is therefore based on the object of creating an improved nacelle structure for a gas turbine engine.

Gemäß der vorliegenden Erfindung weist eine Gondelanlage für ein Gasturbinentriebwerk, geeignet zur Aufhängung an einem Flugzeug, folgende Teile auf: einen Pylon zur Aufhängung der Anlage am Flugzeug, ein Gasturbinentriebwerk und eine Gondel, wobei die Gondel das Gasturbinentriebwerk umschließt und in axialer Strömungsrichtung einen Lufteinlaß, einen Mittelabschnitt und eine Schubdüse aufweist, und wobei der Mittelabschnitt der Gondel einen oberen Teil besitzt, der baulich integral mit dem Pylon ausgebildet ist, während ein unterer Teil am oberen Teil festgelegt ist und der obere Teil des Mittelabschnitts den Lufteinlaß trägt, und wobei die Schubdüse und wenigstens ein Teil des Vorderendes des Gasturbinentriebwerks und das Hinterende des Gasturbinentriebwerks direkt vom Pylon getragen werden.According to the present invention, a nacelle system for a gas turbine engine suitable for suspension on an aircraft comprises a pylon for suspending the system on the aircraft, a gas turbine engine and a nacelle, the nacelle enclosing the gas turbine engine and having an air inlet, a central section and a thrust nozzle in the axial flow direction, and the central section of the nacelle having an upper part which is structurally integral with the pylon, a lower part being fixed to the upper part and the upper part of the central section carrying the air inlet, and the thrust nozzle and at least a part of the front end of the gas turbine engine and the rear end of the gas turbine engine being carried directly by the pylon.

Bei einer solchen Gasturbinentriebwerksgondelanlage trägt das Gasturbinentriebwerk keine wesentlichen Gondelteile und kann daher von leichterer Konstruktion sein als dies bisher der Fall war.In such a gas turbine engine nacelle system, the gas turbine engine does not carry any significant nacelle parts and can therefore be of a lighter construction than was previously the case.

Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:An embodiment of the invention is described below with reference to the drawing. The drawing shows:

Fig. 1 eine Seitenansicht einer Gasturbinentriebwerksgondelanlage gemäß der vorliegenden Erfindung,Fig. 1 is a side view of a gas turbine engine nacelle system according to the present invention,

Fig. 2 einen Schnitt nach der Linie A-A gemäß Fig. 1,Fig. 2 is a section along the line A-A according to Fig. 1,

Fig. 3 einen Schnitt nach der Linie B-B gemäß Fig. 1,Fig. 3 is a section along the line B-B according to Fig. 1,

Fig. 4 eine perspektivische Ansicht einer Gasturbinentriebwerksgondelanlage gemäß Fig. 1, woraus ersichtlich ist, wie ein Teil der Gondel schwenkbar an einem weiteren Abschnitt der Gondel angelenkt ist, um das Gasturbinentriebwerk zugänglich zu machen.Fig. 4 is a perspective view of a gas turbine engine nacelle assembly according to Fig. 1, showing how a portion of the nacelle is pivotally connected to another portion of the nacelle to provide access to the gas turbine engine.

Gemäß Fig. 1 weist die Gasturbinentriebwerksgondelanlage, die allgemein mit 10 bezeichnet ist, eine Gondel 11, ein Gasturbinentriebwerk 12 (strichliert dargestellt) und einen Pylon 13 auf. Der Pylon 13 trägt die Gondelanlage 10 vom Flugzeugtragflügel 14 her. Es ist jedoch klar, daß der Pylon 13 erforderlichenfalls auch so ausgebildet sein kann, daß er die Gondelanlage 10 direkt vom Flugzeugrumpf her trägt. Das Fangasturbinentriebwerk 12, welches von der Gondel 11 umschlossen ist, besitzt die übliche Konstruktion. Deshalb wird das Triebwerk nicht im einzelnen beschrieben.According to Fig. 1, the gas turbine engine nacelle assembly, generally designated 10, comprises a nacelle 11, a gas turbine engine 12 (shown in phantom) and a pylon 13. The pylon 13 supports the nacelle assembly 10 from the aircraft wing 14. However, it is clear that the pylon 13 can, if necessary, also be designed to support the nacelle assembly 10 directly from the aircraft fuselage. The capture gas turbine engine 12, which is enclosed by the nacelle 11, has the usual construction. Therefore, the engine will not be described in detail.

Der Pylon 13 ist ebenso von herkömmlicher Ausbildung. Ein Teil 15 der Gondel 11 ist jedoch baulich integral mit dem Pylon 13 ausgebildet. Im einzelnen ist der Gondelteil 15 ein Teil der oberen Hälfte der Gondel 11, der im Mittelbereich der Gondel 11 angeordnet ist. Dieser Teil besitzt einen umgekehrt U-förmigen Querschnitt und verbindet die vollringförmigen Teile 16 und 17 der Gondel 11, die den Einlaß und die Schubdüse der Gondel definieren. Der Gondeleinlaß 16 und die Düse 17 sind am Gondelteil 15 durch herkömmliche Bolzenverbindungen festgelegt, wodurch bei Bedarf eine einfache Demontage möglich ist.The pylon 13 is also of conventional design. However, a part 15 of the nacelle 11 is structurally integral with the pylon 13. In particular, the nacelle part 15 is a part of the upper half of the nacelle 11, which is arranged in the middle area of the nacelle 11. This part has an inverted U-shaped cross section and connects the full-ring-shaped parts 16 and 17 of the nacelle 11, which define the inlet and the thrust nozzle of the nacelle. The nacelle inlet 16 and the nozzle 17 are fixed to the nacelle part 15 by conventional bolt connections, which allows for easy disassembly if necessary.

Die untere Hälfte 18 der Gondel 11 unmittelbar unter dem Gondelteil 15 liegt zwischen dem Gondeleinlaß 16 und der Düse 17, ist an diesen jedoch nicht befestigt. Die untere Hälfte 18 der Gondel wird durch zwei ähnlich ausgebildete Zugriffstüren 19 gebildet, von denen eine in den Fig. 1 und 4 dargestellt ist. Jede Zugriffstür 19 ist schwenkbar am Gondelteil 15 festgelegt, so daß die Türen von der übrigen Gondel 11 abgeklappt werden können, wie dies aus Fig. 4 ersichtlich ist, so daß das Fangasturbinentriebwerk 12 zum Zwecke der Wartung zugänglich gemacht werden kann. Im Normalbetrieb des Triebwerks 12 sind die Zugriffstüren 19 jedoch miteinander verklinkt, um mit dem Gondelteil 15, dem Einlaß 16 und der Auslaßdüse 17 zusammenzuwirken und um eine glatte aerodynamisch wirksame äußere Formgestalt der Gondel 11 zu gewährleisten.The lower half 18 of the nacelle 11 immediately below the nacelle part 15 is located between the nacelle inlet 16 and the nozzle 17, but is not attached to them. The lower half 18 of the nacelle is connected by two similarly designed Access doors 19 are formed, one of which is shown in Figs. 1 and 4. Each access door 19 is pivotally attached to the nacelle portion 15 so that the doors can be folded away from the rest of the nacelle 11, as can be seen in Fig. 4, so that the capture gas turbine engine 12 can be made accessible for the purpose of maintenance. During normal operation of the engine 12, however, the access doors 19 are interlocked with one another in order to cooperate with the nacelle portion 15, the inlet 16 and the outlet nozzle 17 and to ensure a smooth aerodynamically effective external shape of the nacelle 11.

Jede der Zugriffstüren 19 und der Gondelteil 15 sind mit schwenkbaren Klappen 20 versehen. Während des Normalbetriebs des Gasturbinentriebwerks 12 versperren die Klappen 20 entsprechend gestaltete Öffnungen im Gondelteil 15 und in den Zugriffstüren 19. Wenn jedoch ein Umkehrschub des Triebwerks 12 zur Abbremsung des Flugzeugs erforderlich ist, dann werden die Klappen 20 in die Öffnungsstellung verschwenkt. Sie verschwenken in der Weise, daß wenigstens ein Teil der durch das Triebwerk 12 fließenden Fan-Nebenstromluft in einer Richtung allgemein nach vorn abgelenkt wird.Each of the access doors 19 and the nacelle section 15 are provided with pivotable flaps 20. During normal operation of the gas turbine engine 12, the flaps 20 block correspondingly shaped openings in the nacelle section 15 and in the access doors 19. However, when reverse thrust of the engine 12 is required to slow the aircraft, the flaps 20 are pivoted to the open position. They pivot in such a way that at least a portion of the fan bypass air flowing through the engine 12 is deflected in a direction generally forward.

Es ist daher ersichtlich, daß alle Teile der Gondel 11 entweder direkt oder indirekt vom Pylon 13 getragen werden; der Gondelteil 15 ist baulich integral mit dem Pylon 13 vereinigt, während die übrigen Teile der Gondel 11 durch den Gondelteil 15 getragen werden. Kein Teil der Gondel 11 wird vom Gasturbinentriebwerk 12 getragen.It will therefore be seen that all parts of the nacelle 11 are supported either directly or indirectly by the pylon 13; the nacelle portion 15 is structurally integral with the pylon 13, while the remaining parts of the nacelle 11 are supported by the nacelle portion 15. No part of the nacelle 11 is supported by the gas turbine engine 12.

Das Gasturbinentriebwerk 12 wird innerhalb der Gondel 11 an vier Stellen abgestützt: nämlich einmal hinten am Triebwerk und dreimal vorn.The gas turbine engine 12 is supported within the nacelle 11 at four points: once at the rear of the engine and three times at the front.

Die hintere Triebwerkslagerung 21 ist aus Fig. 3 ersichtlich. Sie ist von herkömmlicher Ausbildung und verbindet das Turbinengehäuse des Triebwerks 12 mit dem Pylon 13. Die Aufhängung 21 ist von jener Bauart, die allein zur Aufnahme vertikaler Lasten bestimmt ist und daher eine schlanke Konstruktion hat. Da die Aufhängung 21 teilweise im Fan- Stromkanal des Triebwerks 12 liegt, hat sie einen weniger schädlichen Einfluß auf die Fanluftströmung als es dann der Fall wäre, wenn ein herkömmliches dickeres Lager vorgesehen würde, das den Schub sowie seitliche Belastungen und Drehmomentbelastungen aufnehmen muß.The rear engine mount 21 is shown in Fig. 3. It is of conventional design and connects the turbine housing of the engine 12 with the pylon 13. The Mount 21 is of the type designed to support vertical loads only and is therefore of a slim design. Since mount 21 is partially located within the fan flow duct of engine 12, it has a less detrimental effect on fan airflow than would be the case if a conventional thicker mount were provided which must support thrust as well as lateral and torque loads.

Der Vorderteil des Triebwerks 12 wird von drei Lagern 22, 23 und 24 abgestützt, die am besten aus Fig. 2 erkennbar sind. Die Lager 22 und 24 liegen in einer Horizontalebene, die die Längsachse des Triebwerks 12 enthält, und verbinden das Fangehäuse des Fan des Triebwerks 12 mit dem Gondelteil 15. Das Lager 23 liegt an der Oberseite des Fangehäuses und verbindet das Fangehäuse mit dem Pylon 13. Das Fangehäuse ist der Teil des Triebwerks 12 mit dem größten Durchmesser, und das Fangehäuse umschließt die Fanschaufeln 25 des Triebwerks, wie dies aus Fig. 4 ersichtlich ist.The front part of the engine 12 is supported by three bearings 22, 23 and 24, which are best seen in Fig. 2. The bearings 22 and 24 lie in a horizontal plane containing the longitudinal axis of the engine 12 and connect the fan casing of the fan of the engine 12 to the nacelle part 15. The bearing 23 lies on the top of the fan casing and connects the fan casing to the pylon 13. The fan casing is the part of the engine 12 with the largest diameter, and the fan casing encloses the fan blades 25 of the engine, as can be seen in Fig. 4.

Sämtliche Triebwerkslager 22, 23 und 24 sind von der gleichen Bauart. Im wesentlichen bestehen sie aus einem zylindrischen Zapfen am Fangehäuse, der in eine entsprechende Ausnehmung im Gondelteil 15 oder im Pylon eingreift, wie dies bei dem Lager 23 der Fall ist.All engine bearings 22, 23 and 24 are of the same design. They essentially consist of a cylindrical pin on the fan casing, which engages in a corresponding recess in the nacelle part 15 or in the pylon, as is the case with bearing 23.

Das obere vordere Lager 23 stützt nur seitliche Belastungen ab. Die vorderen Seitenlager 22 und 24 sind jedoch so ausgebildet, daß sie eine Kombination von vertikalen Belastungen, Schubbelastungen und Drehmomentbelastungen aushalten.The upper front bearing 23 supports only lateral loads. However, the front side bearings 22 and 24 are designed to withstand a combination of vertical loads, thrust loads and torque loads.

Es ist daher ersichtlich, daß der Gondelteil 15 den Hauptteil des Triebwerks 12 trägt, während der Pylon 13 den Rest trägt. Der Gondelteil 15 trägt zusätzlich den Rest der Gondel 18.It can therefore be seen that the nacelle part 15 carries the main part of the engine 12, while the pylon 13 carries the remainder. The nacelle part 15 additionally carries the remainder of the nacelle 18.

Die Vorteile, die sich durch die Gasturbinentriebwerksgondelanlage gemäß der Erfindung ergeben, sind die folgenden:The advantages resulting from the gas turbine engine nacelle system according to the invention are the following:

(a) Die im Flug auftretenden Belastungen des Gondeleinlasses 16 werden nicht direkt durch das Fangehäuse des Gasturbinentriebwerks 12 abgestützt. Infolgedessen kann das Fangehäuse leichter und mit größerer Stabilität des Zwischenraumes zwischen Fangehäuse und rotierenden Fanschaufein ausgebildet werden, die vom Fangehäuse umgeben sind.(a) The loads on the nacelle inlet 16 that occur during flight are not directly supported by the fan casing of the gas turbine engine 12. As a result, the fan casing can be made lighter and with greater stability of the gap between the fan casing and the rotating fan blades that are surrounded by the fan casing.

(b) Die Art und Weise, in der das Gasturbinentriebwerk 12 abgestützt ist, vermeidet Biegebeanspruchungen, die auf das Triebwerk als Folge des vom Triebwerk erzeugten Schubes aufgeprägt werden.(b) The manner in which the gas turbine engine 12 is supported avoids bending stresses imposed on the engine as a result of the thrust generated by the engine.

(c) Die Befestigung des Gondeleinlasses 16 am Rest der Gondel ermöglicht eine genaue Steuerung der Anstellung der Gondel 16. Dies ist der Fall, weil der Einlaß 16 der Gondel nicht durch die Bewegung des Triebwerks 12 beeinflußt wird.(c) The attachment of the nacelle inlet 16 to the rest of the nacelle allows precise control of the angle of the nacelle 16. This is because the nacelle inlet 16 is not affected by the movement of the engine 12.

(d) Die Belastungen der Gondeldüse 17 werden nicht direkt auf das Gehäuse des Triebwerks 12 übertragen. Infolgedessen kann der Bereich von Düse und Turbine des Triebwerks 12 leichter gestaltet werden.(d) The loads of the nacelle nozzle 17 are not directly transferred to the casing of the engine 12. As a result, the nozzle and turbine area of the engine 12 can be made lighter.

(e) Da eine Verbindung über den Gondelteil 15 besteht, werden die axial nach vorn gerichteten Belastungen des Gondeleinlasses 16 bis zu einem gewissen Grad durch die axial nach hinten gerichteten Belastungen der Gondeldüse 17 ausgeglichen.(e) Since there is a connection via the nacelle part 15, the axially forward loads of the nacelle inlet 16 are balanced to a certain extent by the axially rearward loads of the nacelle nozzle 17.

(f) Wenn die Klappen 20 geöffnet werden, um einen Umkehrschub zu erzeugen, dann werden keine Lasten direkt auf das Triebwerk 12 übertragen.(f) When the flaps 20 are opened to produce reverse thrust, no loads are transferred directly to the engine 12.

Claims (10)

1. Gasturbinentriebwerksgondelanlage (10), welche an einem Flugzeug aufgehängt werden kann und die folgenden Teile aufweist: einen Pylon (13) zum Aufhängen der Anlage (10) am Flugzeug, ein Gasturbinentriebwerk (12) und eine Gondel (11), wobei die Gondel (11) das Gasturbinentriebwerk (12) umschließt und in axialer Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlaß (16), einen Mittelteil (15, 19) und eine Enddüse (17) aufweist, und wobei der Mittelabschnitt (15, 19) der Gondel einen oberen Abschnitt (15), der baulich integral mit dem Pylon (13) vereinigt ist, und einen unteren Teil (19) aufweist, der am oberen Teil (15) befestigt ist, und wobei der Oberteil (15) des Mittelabschnitts den Lufteinlaß (16) und die Enddüse (17) und wenigstens einen Teil des vorderen Endes des Gasturbinentriebwerks (12) trägt, dadurch gekennzeichnet, daß das hintere Ende des Gasturbinentriebwerks (12) direkt vom Pylon getragen wird.1. Gas turbine engine nacelle system (10) which can be suspended from an aircraft and has the following parts: a pylon (13) for suspending the system (10) from the aircraft, a gas turbine engine (12) and a nacelle (11), the nacelle (11) enclosing the gas turbine engine (12) and having an air inlet (16), a central part (15, 19) and an end nozzle (17) one behind the other in the axial flow direction, and the central section (15, 19) of the nacelle having an upper section (15) which is structurally integral with the pylon (13) and a lower part (19) which is attached to the upper part (15), and the upper part (15) of the central section having the air inlet (16) and the end nozzle (17) and supports at least a portion of the forward end of the gas turbine engine (12), characterized in that the rear end of the gas turbine engine (12) is supported directly by the pylon. 2. Gasturbinentriebwerksgondelanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der obere Mittelabschnitt (15) der Gondel, der baulich integral mit dem Pylon (13) hergestellt ist, eine umgekehrt U-förmige Querschnittsgestalt besitzt.2. Gas turbine engine nacelle system according to claim 1, characterized in that the upper middle section (15) of the nacelle, which is structurally manufactured integrally with the pylon (13), has an inverted U-shaped cross-sectional configuration. 3. Gasturbinentriebwerksgondelanlage nach den Ansprüchen 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der untere Teil (19) des mittleren Gondelteils (15, 19) aus Zugriffstüren (19) besteht, die schwenkbar am oberen Mittelabschnitt (15) der Gondel angelenkt sind.3. Gas turbine engine nacelle system according to claims 1 or 2, characterized in that the lower part (19) of the middle nacelle part (15, 19) consists of access doors (19) which are pivotally connected to the upper middle section (15) of the nacelle. 4. Gasturbinentriebwerksgondelanlage nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Zugriffstüren (19) und der obere Mittelabschnitt (15) der Gondel, die baulich integral mit dem Pylon (13) hergestellt sind, mit Schwenkklappen (20) versehen sind, um selektiv wenigstens einen Teil des Vorwärtsschubs des Gasturbinentriebwerks (12) in einer Richtung allgemein nach vorn abzulenken, um einen Bremsschub zu liefern.4. Gas turbine engine nacelle assembly according to claim 3, characterized in that the access doors (19) and the upper central section (15) of the nacelle, which are structurally made integral with the pylon (13), are provided with pivoting flaps (20) for selectively diverting at least a portion of the forward thrust of the gas turbine engine (12) in a generally forward direction to provide braking thrust. 5. Gasturbinentriebwerksgondelanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der hintere Triebwerksträger (21), der das Triebwerk (12) vom Pylon (13) aus trägt, nur zur Aufnahme vertikaler Belastungen geeignet ist.5. Gas turbine engine nacelle system according to one of the preceding claims, characterized in that the rear engine support (21), which carries the engine (12) from the pylon (13), is only suitable for absorbing vertical loads. 6. Gasturbinentriebwerksgondelanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Vorderende des Gasturbinentriebwerks (12) wenigstens teilweise von dem oberen Teil (15) des Mittelabschnitts (15, 19) der Gondel an Stellen (22, 24) abgestützt wird, die in einer Längsebene liegen, die die Längsachse des Gasturbinentriebwerks (12) einschließt.6. Gas turbine engine nacelle system according to one of the preceding claims, characterized in that the front end of the gas turbine engine (12) is at least partially supported by the upper part (15) of the central section (15, 19) of the nacelle at locations (22, 24) which lie in a longitudinal plane which includes the longitudinal axis of the gas turbine engine (12). 7. Gasturbinentriebwerksgondelanlage nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Stellen (22, 24) der Direktabstützung so ausgebildet sind, daß sie eine Kombination vertikaler Lasten, von Schublasten und Drehmomentbelastungen zwischen dem Gasturbinentriebwerk (12) und dem oberen Teil (15) des Mittelabschnitts (15, 19) der Gondel aufnehmen können.7. Gas turbine engine nacelle system according to claim 6, characterized in that the points (22, 24) of the direct support are designed so that they can absorb a combination of vertical loads, thrust loads and torque loads between the gas turbine engine (12) and the upper part (15) of the central section (15, 19) of the nacelle. 8. Gasturbinentriebwerksgondelanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das vordere Ende des Gasturbinentriebwerks (12) zusätzlich direkt vom Pylon (13) durch eine Aufhängung (23) abgestützt ist, die eine Verbindung dazwischen herstellt.8. Gas turbine engine nacelle system according to one of the preceding claims, characterized in that the front end of the gas turbine engine (12) is additionally supported directly from the pylon (13) by a suspension (23) which establishes a connection therebetween. 9. Gasturbinentriebwerksgondelanlage nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß das stromaufwärtige Ende des Gasturbinentriebwerks (12) direkt von dem Pylon (13) in der Weise gelagert ist, daß der Träger (23) nur seitliche Belastungen aufnimmt.9. Gas turbine engine nacelle system according to claim 8, characterized in that the upstream end of the gas turbine engine (12) is supported directly by the pylon (13) in such a way that the support (23) only absorbs lateral loads. 10. Gasturbinentriebwerksgondelanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Gasturbinentriebwerk (12) ein Fantriebwerk mit Fangehäuse ist.10. Gas turbine engine nacelle system according to one of the preceding claims, characterized in that the gas turbine engine (12) is a fan engine with a fan casing.
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